1-现代航空叶轮机技术(简)

现代航空叶轮机技术陈懋章北京航空航天大学，能源与动力工程学院2011目录•一，引言•二，风扇气动设计技术与发展趋势•2.1风扇气动设计技术现状•2.2风扇气动设计发展趋势•三，高压压气机先进设计技术与发展趋势•四，提高风扇、压气机加功增压能力的主要途径•五，先进涡轮设计技术•六，结论一，引言•航空燃气涡轮发动机以其先进性和复杂性成为一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。•军用发动机更主要追求高的推重比/功重比；而民用发动机则有更多方面的技术要求，如经济性、安全可靠性、低噪音和低污染排放等。•目前我国已将大型民用客机正式列为中长期发展规划中的重大专项，而世界干线客机的动力100%均采用涡轮风扇发动机，这种状态在未来相当长的时期内不会有根本性的变化。一，引言目前现役大型客机的典型技术指标如下：•l飞行速度：800~850km/h（M=0.75~0.8，11km高空）•l巡航耗油率：0.55~0.6kg/(kgf.h)•l空中停车率：不大于0.002~0.005次/1000飞行小时。l寿命约5万小时。一，引言•进入二十一世纪后，对这些方面提出了更高的要求，同时还要大幅度降低污染物排放和噪声，为此美国和欧盟制定了相应的技术发展目标，如表1所示一，引言•航空涡轮发动机经济性：•发动机的总效率•降低发动机的研制•生产和使用成本•发动机的单位耗油率与总效率成反比：•总效率：oeHvC0pto一，引言一，引言表2典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数取证时间1977~19921993~20072008年以后典型发动机RB211,PW4000,CFM56V2500,PW2037,JT9DCF6-80C2/E1Trent800,PW4084GE90,Trent900GP7200GEnx,Trent1000PW8000涵道比4~66~910~15风扇压比1.71.5~1.61.3~1.4总增压比25~3038~4550~60涡轮前温度（K）1500~15701570~18501900巡航耗油率kg/daN.h)0.58~0.70.565~0.60.5~0.55一，引言航空涡轮发动机耗油率不断降低一，引言舒适性和环保性：噪声和污染排放•美国和欧盟噪声研究规划：•美国在1994年-2001年实施的先进亚音速技术计划（AST）部署了降噪技术计划•从2001年又开始实施的安静飞机技术研究计划（QAT），初期投资1亿美元，该计划自2004年起加大了投资力度•欧盟从2001年开始实施为期5年的相应计划——SILENCER，是欧洲有史以来关于噪声研究的最大计划，投资高达1.1亿欧元•大涵道比涡扇发动机降噪技术已经成为发动机气动设计技术的一个重要组成部分，特别是风扇和排气系统的设计，噪声水平已经成为发动机气动设计的一个重要指标。一，引言航空涡轮发动机噪音不断降低AverageNoiseLevelRelativetoStage3(EPNdB)一，引言•起飞阶段着陆阶段飞行噪声的主要来源一，引言•CMI剑桥-麻省联合开展的静音飞机研究计划：比欧盟和美国2020年指标还低5dB,在机场外听不见飞机声音。•由学校、公司、用户组成联合体，可用公司的资源，如Boeing,RR等的程序和关联数据•设计思想：由降噪的要求确定发动机的循环参数：由噪声要求确定尾喷管喷射速度，进而确定风扇外涵压比、涵道比和其他循环参数•为满足起飞的噪声要求而将风扇压比降得很低后，在高空巡航时推力不够，于是用变循环，即缩小喷口，降低涵道比、提高风扇压比，以提高推力。这时噪声会加大，但在高空，对地面没有直接影响。•发动机藏在机身内而不是在短舱里，从而可以截断前传噪声•发动机从飞机的背部进气而不是从腹部，也可降低向地面传的噪声•发动机在飞机的后部，可以抽吸机身背部边界层，虽不利于发动机的工作，会增大发动机的耗油率，但可加大飞机升阻比，从而降低阻力，使飞机总的耗油量下降•优化起飞（着陆）方案，在爬升率（下降率）、推力之间优化，以降低地面噪声一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言•静音飞机研究项目成功的启示：•1：发展了一种全新的设计概念，它以噪音作为飞机/发动机系统设计的基本指标，而所使用的背景知识和工具则基本都市现有的、公开发表的；•2：一种革命性的设计概念并不一定需要基本技术元素的根本性变化而仍能取得跨越式的发展，但若用传统的方法则不可能取得这样的成果；•3：科学界和工业界的紧密结合和体现这种结合的组织形式——知识综合集成共同体KIC的组成对此作出了重要贡献；•4：工业界提供了他们的程序和经验使科学界能用以发展和检验这些新思想一，引言•基本结论：•静音飞机研究取得了超出预想的成功，超低的噪音和耗油率是革命性的；•成功的基本经验是采用了全新的研究模式：•1，产学研紧密结合；•2，知识综合系统集成；•组织形式是知识综合集成共同体（KIC)•而所用的每一项技术几乎都不是新的，有的甚至可以追朔到喷气时代的黎明期二，风扇气动设计技术与发展趋势•2.1风扇气动设计技术现状GE公司风扇/压气机气动设计技术的演变二，风扇气动设计技术与发展趋势RR公司风扇效率的演化二，风扇气动设计技术与发展趋势•GE公司掠型风扇的演化掠型风扇与常规风扇性能对比二，风扇气动设计技术与发展趋势•风扇宽弦空心钛合金叶片以及复合材料叶片制造技术的突破，使得风扇的机械性能大幅度提高，促使涡扇发动机的涵道比不断增加，从而有效提高了发动机的推进效率，叶片、轮毂、支撑减轻•突肩的取消，也使得风扇的效率明显提高。•二十世纪九十年代以来，随着风扇/压气机的三维气动设计技术的提高，通过采用三维气动造型，实现了风扇内部流场的定制设计，使得风扇的效率进一步提高。•大涵道比风扇叶片之所以能够实现先进掠型设计的关键在于突破了宽弦空心叶片与传统造型•大涵道比风扇基本都采用复合掠型的设计，叶片中上部后掠，实现通道激波的后掠，从而降低激波损失；•叶片尖部前掠，从而有效提高风扇的失速裕度；•宽弦设计本身还会进一步促使激波在空间的倾斜；•再加上叶型的定制设计，从而使得激波损失，以及相应的附面层损失和二次流损失明显降低，风扇设计点的效率比常规造型的风扇有明显改善。•先进掠型风扇另外一个明显的优势是其堵塞流量也有所增加，从而使得发动机的起飞推力相应增大。二，风扇气动设计技术与发展趋势•采用的降噪技术（不包括声衬技术）。•u风扇转子设计：选取低的叶尖切线速度，重视降低尾迹的宽度和强度•u拉大转子与静子间距：明显增加转子与风扇外涵出口导叶的间距，适当增大转子与增压级进口导叶的间距•出口导叶叶片数的选择：通过外涵出口导叶叶片数的选择，使之能够截断转子叶片通过频率成份的噪声模态向下游的传播二，风扇气动设计技术与发展趋势2.2风扇气动设计发展趋势•为B787飞机研制的即将投入使用的GEnx和TRENT1000发动机：•涵道比已经达到10一级•发动机的噪声水平比FAR36第3阶段的规定低近30分贝；•而三大发动机公司预研的2020年前后投入使用的高涵道比发动机的涵道比将增加到12以上，全面实现表1中的目标值。二，风扇气动设计技术与发展趋势•在未来更高涵道比风扇设计中，其最大的挑战来自于降噪，以及由此引发的推力、重量等问题。•新一代发动机主要采用的降噪技术：•风扇、声衬、短舱和锯齿形喷口（ChevronNozzle）二，风扇气动设计技术与发展趋势GE公司发动机先进降噪技术二，风扇气动设计技术与发展趋势•先进降噪技术主要包括以下几方面：•u进一步降低风扇转子的叶尖切线速度（转子噪声近似与叶尖速度的4次方成比例）•u对叶片造型，特别是出口导叶造型采用子午后倾、弯掠等三维优化气动造型•u以降噪为目标对风扇加功量分布等一些重要设计参数进行优化•加强风扇部件全流场中尾迹和分离等各种旋涡流动的控制二，风扇气动设计技术与发展趋势风扇叶尖切线速度发展趋势CF34Trent-882PW4084GE90-85BPW8000GE90-115BGENXAST20030040050019801990200020102020年代风扇叶尖切线速度m/s二，风扇气动设计技术与发展趋势•上述几项技术中最有效的，是进一步降低转子的叶尖切线速度，对于涵道比在10左右的发动机，其叶尖切线速度已经降到音速左右，现有风扇结构形式和驱动方式还不需要改变；•但是未来涵道比12以上风扇的叶尖切线速度下降到音速以下时，现有风扇驱动方式和结构形式必须进行创新，由此将引发一些新的气动设计问题。•风扇叶尖切线速度的不断降低，会带来两方面的问题：一是风扇增压级的切线速度非常低，其加功增压能力严重不足；二是风扇压比持续降低，导致发动机的起飞推力明显损失。•RR公司采用三转子发动机，所以不存在增压级的问题，但是GE和PW公司则面临严峻的挑战，为此提出了创新的发动机结构形式。二，风扇气动设计技术与发展趋势•到2020年高涵道比风扇的叶尖切线速度在260m/s左右，相应的设计压比会在1.3左右，问题：会损失较大的起飞推力•这一方面需要在发动机的循环参数选择上进行平衡；•另一方面需要加大风扇的通流能力，通过提高其来流马赫数以增大起飞推力，其起飞状态风扇来流马赫数会增加到0.6以上。•因此，除了低噪声之外，高通流、高负荷、高效率是高涵道比低叶尖切线速度风扇气动设计的目标和挑战。二，风扇气动设计技术与发展趋势齿轮驱动风扇二，风扇气动设计技术与发展趋势•随着低压转速不断降低，除了风扇和增压级问题之外，还会使低压涡轮级数多、尺寸大，成为决定发动机的成本和重量的关键因素•解决这些问题的一个有效途径就是采用齿轮驱动风扇：通过一个3:1的体内减速器将低压转速降低后再驱动风扇。PW、PWC、FiatAvio和MTU对该技术已进行了15年的攻关二，风扇气动设计技术与发展趋势•齿轮驱动风扇有以下几方面的优点：•u摆脱了涡轮转速的制约，能够获得更高的涵道比，从而提高发动机的推进效率•u能够获得更低的叶尖切线速度，从而进一步降低风扇噪音•u低压涡轮能够采用较适合的转速，使级数减少一半左右，从而大幅度降低发动机的成本和重量•增压级的加功增压能力大幅度增加，能够以更少的级数获得更高的压比二，风扇气动设计技术与发展趋势•其难点主要在于小尺寸、大功率、长寿命、高可靠性体内减速器的研制，以及风扇支承形式等结构设计上二，风扇气动设计技术与发展趋势对转风扇（GE,三轴）二，风扇气动设计技术与发展趋势•低压系统对转：•两级对转风扇，辅助增压级与转速更高的第二级风扇连在一起•低压涡轮对转，实现风扇对转•发动机必须采用三转子技术•与常规三转子发动机相比，结构和支撑形式更为复杂二，风扇气动设计技术与发展趋势•对转优点：•降低风扇叶尖速度，从而降低噪声•对转转速不同，增压级与转速高的风扇同转速，作功能力强，级数少•通过对转，它可以加大涡轮的作功能力，从而减少低压涡轮的级数，达到减轻重量，降低成本的目的。•两级风扇的总压比可接近较高切线速度风扇的增压比，从而能够获得更大的推力。二，风扇气动设计技术与发展趋势•困难：•两级对转风扇获得高效率有困难•由于对转风扇转子之间，以及第二级转子与出口导叶之间的轴向间距不能拉大到单级风扇时的距离，因此其转子相互作用形成的噪声，以及转子与出口导叶相互作用形成的噪声将有所增加，需要其它降噪措施加以弥补。•与齿轮驱动风扇相比，低压系统对转方案技术难度更大，若干关键问题尚待解决。二，风扇气动设计技术与发展趋势Rolls-RoyceproprietaryinformationlGiveSFCbenefitsofveryhigherbypassratios(50)butwithouttheweightanddragassociatedwithaturbofanconfigurationlAdvancedcontra-rotatingdesignscapableof0.8Mnandgive10-15%SFCimprovementrelativetoAdvancedTurbofanslCanbeconfigureda